导读:本文包含了旋翼气弹响应论文开题报告文献综述及选题提纲参考文献，主要关键词:舰面旋翼,甲板流场,动量源方法,数值模拟
旋翼气弹响应论文文献综述
于雷[1]（2018）在《舰面流场分析及旋翼瞬态气弹响应抑制研究》一文中研究指出舰载直升机能在海面上执行救援侦察、反潜反舰、两栖攻击、空中预警以及电子信息战等作战任务,但是舰载直升机在舰船甲板上起飞或着陆需要经常面对复杂的气动环境,这样会严重威胁直升机的安全起降。本文工作重心在舰船甲板流场和舰船/旋翼耦合甲板流场的建模与数值分析以及舰面旋翼起动过程瞬态气弹响应抑制研究方面。本文第一章首先介绍了国内外在舰船/旋翼耦合甲板流场方面和舰面旋翼动力学问题的研究现状,然后阐述了研究目的,提出拟采用的研究途径和方法。在第二章建立了孤立舰船甲板流场数值模型,然后结合动量源方法,建立舰船/直升机耦合流场数值模型。最后通过算例分析,证明该数值模拟方法和动量源方法有效可靠。随后第叁章对孤立舰船甲板流场和基于动量源方法的舰船/旋翼耦合甲板流场进行了数值模拟,分析和讨论了舰船上层建筑、自由来流风向角的变化对孤立舰船和舰船/旋翼耦合甲板流场的影响,风速变化对孤立舰船甲板流场的影响以及旋翼悬停位置和机库门开闭情况对舰船/旋翼耦合甲板流场的影响。针对舰船/旋翼耦合甲板流场的结构特征,提出了舰船/旋翼耦合甲板流场流动控制方法,经过计算和分析,合理地选择射流方式可以有效地对耦合甲板流场进行流动控制。然后第四章设计了舰面旋翼起动过程模拟试验系统,该试验系统可以模拟舰船甲板流场、舰船/旋翼耦合甲板流场以及舰面旋翼起动过程的旋翼瞬态气弹响应等动力学现象。并进行了舰船甲板流场风洞试验,通过试验再一次研究了风向角的变化对舰船甲板流场的影响。在第五章对舰面旋翼起动过程的瞬态气弹响应动力学问题进行了研究和分析,并对提出的加装主动格尼襟翼和舰船加装射流的抑制方法进行了研究。最后,对全文的工作进行总结,提出本文的贡献点和创新点,并对以后的工作进行展望。(本文来源于《南京航空航天大学》期刊2018-03-01）
尚丽娜[2]（2017）在《复合材料旋翼桨叶几何精确非线性力学建模与气弹响应》一文中研究指出复合材料桨叶可显着改善旋翼的气弹稳定性、振动特性和气动效率,已在直升机上得到广泛应用。现有的复合材料桨叶气弹分析都基于中等变形梁理论,采用忽略高阶项的量级分析。但实际的复合材料桨叶会产生大变形。因此,研究复合材料桨叶大变形气弹建模及分析方法具有十分重要的意义和工程价值。本文基于Hodges等人的几何精确非线性梁理论,对复合材料桨叶进行几何精确非线性力学建模,将所建的结构模型与非定常气动模型相结合,建立了精确而有效的悬停状态下复合材料桨叶气弹建模和气弹响应分析方法。基于Hodges等人的几何精确非线性梁理论,将改进的变分渐近梁剖面分析和Hodges混合变分形式的几何精确非线性梁运动方程组合,对复合材料梁进行几何精确非线性力学建模。目前国际上使用的变分渐近梁剖面分析采用扰动方法将二次渐近精确应变能转化为广义Timoshenko应变能。该方法忽略了二次渐近精确应变能中的高阶项,并将直梁的二次渐近精确应变能对应的剖面刚度矩阵与广义Timoshenko应变能对应的剖面刚度矩阵之间的关系式扩展用于带初始扭转和曲率的梁。有研究表明,以上简化对某些梁结构影响较大,并不成立。因此,本文在将二次渐近精确应变能转化为广义Timoshenko应变能的过程中,舍弃以上简化,求解二次渐近精确应变能和广义Timoshenko应变能组成的精确非线性方程组。以薄壁复合材料盒型梁为研究对象,通过实验和计算结果的对比,验证了本文力学建模方法的准确性,验证了本文力学建模方法可用于复合材料梁的大变形分析。研究表明:对称铺层薄壁盒型梁有拉伸/剪切和扭转/弯曲这两种弹性耦合,反对称铺层薄壁盒型梁有拉伸/扭转和剪切/弯曲这两种弹性耦合,且变形越大几何非线性越明显。采用改进的几何精确非线性梁结构建模方法对弹性耦合复合材料桨叶进行静力响应和动力特性分析,将计算结果与实验结果进行对比,验证了将本文改进的梁结构建模方法用于复合材料桨叶结构分析的准确性,并研究了剖面翘曲和横向剪切变形这两种非经典效应对复合材料桨叶静力响应和动力特性的影响。研究表明:可以通过改变桨叶大梁的铺层分布及不同弹性耦合沿桨叶展向的分布这两种方式来设计复合材料桨叶,使桨叶具有不同的弹性耦合。剖面翘曲对复合材料桨叶的静变形和固有频率有显着影响,不可忽略。横向剪切变形对复合材料桨叶静变形和固有频率的影响与桨叶长度/弦长比有关。当桨叶长度/弦长比大到一定数值时,横向剪切变形对静变形和低阶固有频率的影响可忽略不计。当需要精确计算复合材料桨叶的高阶固有频率时,应采用6×6全耦合刚度矩阵。将Peters有限状态气动载荷理论、改进的ONERA动态失速模型和Peters-He叁维有限状态动态入流理论结合,建立了适用于可变翼型桨叶的气动建模方法。根据可变翼型构型,对ONERA动态失速模型作了以下改进,使其适用于可变翼型桨叶动态失速附加气动载荷的计算:采用可变翼型的静态损失作为动态失速微分方程的激励,且可变翼型的静态损失曲线由未变形翼型的静态损失曲线平移得到;动态失速微分方程的系数计入可变翼型形状变化的影响。同时,计算二维翼型动态失速情况下的气动载荷时,将动态失速引起的环量加入二维动态入流理论。采用建立的气动载荷计算模型,计算了后缘小翼做简谐偏转运动的可变翼型在翼型不做变距运动、未变形翼型在动态失速、后缘小翼做简谐偏转运动的可变翼型在翼型做变距运动叁种情况下的气动载荷,并将计算结果与实验结果进行对比,验证了本文气动载荷计算方法的准确性。将本文改进的结构建模方法和气动建模方法相结合,建立了精确而有效的悬停状态下复合材料桨叶气弹建模和气弹响应分析方法。采用总体坐标系下的复合材料桨叶几何精确非线性运动方程计算桨叶在气动载荷作用下的气弹响应。采用本文的气弹建模和气弹响应求解方法,各桨叶剖面的力和力矩作为方程未知量直接求出,不需要使用传统的力积分法或模态迭加法进行求解。采用建立的气弹建模和气弹响应求解方法,计算了复合材料桨叶悬停状态下的气弹响应,并将计算结果与实验结果进行对比,验证了本文建立的气弹建模和气弹响应分析方法的准确性。研究了剖面翘曲和横向剪切变形这两种非经典效应对复合材料桨叶悬停状态下气弹响应的影响。研究表明:本文计算的诱导速度在桨尖附近出现突增,使得桨尖附近的升力和阻力突降,与实际分布相符。剖面翘曲和横向剪切变形对复合材料桨叶悬停状态下气弹响应的影响与桨根形式有关,对无铰式桨叶影响较大,对铰接式桨叶影响较小。(本文来源于《南京航空航天大学》期刊2017-04-01）
姜文骏[3]（2015）在《新型横列式直升机无周期变距旋翼气弹响应及稳定性分析》一文中研究指出为了克服常规直升机的性能局限,新构型直升机的探索迫在眉睫。旋翼动力学问题是研究新构型直升机必须面对的重要内容。本文研究对象是一种新型横列式直升机,其采用创新的横列式布局,旋翼采用无周期变距刚性桨叶,桨叶根部固连在桨毂上。桨毂底部由万向铰支撑并与旋转轴进行连接。由于没有挥舞铰和摆振铰,旋翼桨盘主要依靠万向铰底部的操纵拉杆产生倾斜,而不需要周期变距。本文基于弹性桨叶的假设,使用汉密尔顿变分原理建立了新型横列式直升机弹性桨叶的有限元结构分析模型,引入了万向铰自由度,反映其独特的结构特征。使用准定常气动模型和均匀入流模型建立了旋翼气动力分析模型。并且通过与现有直升机桨叶数据进行固有频率与振型的计算对比,验证了模型的可靠性。在此基础上,通过模态分析法与数值积分法计算模型桨叶及新型横列式直升机旋翼在不同的初始条件与系统参数下的气弹响应历程。结果表明,在悬停状态下,直升机旋翼各自由度响应趋于定值;在前飞状态下,直升机旋翼各自由度响应呈现周期性。通过状态空间特征值分析法,研究新型横列式直升机旋翼的频率与阻尼特性,分析了系统一些重要参数,如万向铰刚度、旋翼总距、预锥角、前飞速度、结构刚度与拉力系数对系统稳定性的影响。国内对于横列式直升机气动弹性响应与稳定性分析的研究还十分不足,本文对于新型横列式直升机无周期变距旋翼的结构动力学模型、气动模型与稳定性分析方法的探索具有一定的参考意义。(本文来源于《南京航空航天大学》期刊2015-03-01）
周薇[4]（2014）在《直升机旋翼/机身耦合气弹响应及分岔问题研究》一文中研究指出在直升机非线性动力学领域,旋翼/机身耦合系统的气动弹性响应及其稳定性与分岔问题,是当前研究的热点与难点之一。本文主要利用近年新发展起来的切比雪夫级数理论、Yu的规范型方法等非线性动力学理论与定性分析方法,对直升机系统的气动弹性响应、稳定性以及局部分岔问题进行了深入研究。提出了计算非线性振动系统稳态周期响应的切比雪夫级数方法。以Duffing方程为例,通过与谐波平衡法的系统残值进行比较,证明了切比雪夫级数方法具有更高精度,并且在稳定性分析时利用切比雪夫级数解能够更快速、准确地求解Floquet转移矩阵(FTM),从而有效减小分析误差。根据中等变形梁理论、准定常气动力理论和Hamiliton变分原理,建立了直升机旋翼系统以及旋翼/机身耦合系统的动力学模型,利用提出的切比雪夫级数方法计算系统的稳态周期响应,并将所得结果与已有的谐波平衡法、Runge-Kutta法、时间有限元法等进行对比,验证了算法的正确性,并通过计算FTM分析了所得周期解的稳定性。首次将Yu的规范型方法引入到桨叶/吸振器系统的组合共振分析,分别对系统平均方程存在一对纯虚特征值和双零特征值的两类临界情况进行研究,得到了系统的分岔解、分岔路径以及转迁曲线,给出了初始平衡解的稳定区域。对每一种情况,预测分析结果均与Runge-Kutta验证结果完全一致。建立了改进的直升机桨叶/吸振器系统动力学方程,通过Yu的规范型方法预测了系统发生组合共振时的稳定性和局部分岔特性,理论预测结果与Runge-Kutta数值方法结果吻合良好。通过与简化模型的分岔点进行对比,发现利用改进后的模型对系统分岔特性进行判断更为准确。在考虑桨叶预锥角以及不使用小角度假设的条件下,利用Lagrange方程建立直升机机身/桨叶/吸振器系统运动模型,对其发生亚谐共振时的稳定性和分岔特性进行分析,得到了系统的转迁曲线、稳定区域以及分岔路径,并通过Runge-Kutta方法验证了理论预测的正确性。首次将Yu的规范型方法应用到直升机地面共振分岔研究,给出了系统的分岔点、分岔路径以及稳定区域,经验证,理论预测结果与Runge-Kutta数值模拟结果完全一致。(本文来源于《南京航空航天大学》期刊2014-09-01）
王俊毅[5]（2013）在《基于CFD/CSD方法的后掠桨尖旋翼气弹响应研究》一文中研究指出新型桨尖旋翼高精度气弹响应分析一直是直升机空气动力学与旋翼动力学领域的难题，采用计算流体动力学(CFD)/计算结构动力学(CSD)耦合方法能显着提高直升机旋翼气弹响应分析的精度，已成为直升机技术研究领域的最新热点。CFD/CSD耦合方法涉及旋翼非定常流场求解、动力学分析以及高效耦合策略等方面，具有十分严峻的挑战性。针对这些困难，本文从旋翼运动嵌套网格生成出发，分别发展了先进桨尖旋翼动力学分析方法和旋翼非定常流场及气动特性数值模拟方法以及高效的流固耦合策略。在弹性旋翼气弹响应CFD/CSD耦合分析的基础上，开展了先进桨尖旋翼气动外形及结构参数的影响特性分析。具体的研究内容如下：第一章，介绍了弹性旋翼流场分析技术的发展，分析了国内外在旋翼流场数值模拟、旋翼动力学分析、旋翼CFD/CSD耦合方法以及新型桨尖旋翼气动外形研究方面的技术现状及难点，并指出了采用CFD/CSD耦合分析方法进行弹性旋翼非定常流场及气动特性数值模拟的必要性和重要意义。第二章，基于运动嵌套网格方法，建立了用于旋翼非定常流场分析的网格系统。分别给出了二维旋翼翼型网格、叁维旋翼桨叶网格和笛卡尔背景网格的生成方法。为满足CFD/CSD耦合计算的需要，提出了基于代数变换方法的桨叶贴体网格变形策略，并通过“顶透视图”方法和Inverse Map方法实现了弹性旋翼嵌套网格系统内高效的贡献单元搜索和信息插值过程。第叁章，建立了一个适合于先进桨尖旋翼桨叶结构动力学分析的有限元方法。根据Hamilton变分原理和中等变形梁理论，推导了桨叶有限单元的应变能、动能和外力虚功的变分表达式，并针对先进后掠桨尖旋翼分析提出了多段转角有限元方法。对动力学方程进行特征值求解以得到桨叶模态，通过引入旋翼配平模型和Newmark-Beta方法对前飞旋翼进行动力学响应求解。在此基础上，分别对ADM旋翼、Maryland真空梁和UH-60A旋翼进行了模态计算验证，同时对模型旋翼的气弹响应进行分析，并与试验结果进行了对比，验证了本文所发展的动力学分析方法的有效性。第四章，基于RANS/Euler方程发展了一套适合于旋翼非定常流场数值模拟的CFD方法。对控制方程采用有限体积法(FVM)进行离散，通量计算采用Jameson二阶中心差分格式，时间推进引入双时间步进方法，在伪时间步进行Runge-Kutta迭代，桨叶区域的粘性效应通过B-L湍流模型模拟，并采用Helishape7A旋翼和Caradonna-Tung旋翼验证了本文旋翼非定常流场数值模拟方法的有效性。第五章，在上述分析方法建立的基础上，采用CFD/CSD松耦合策略构建了一套适合弹性旋翼流场数值模拟的流场/结构耦合方法。同时，引入高效的代数网格变形方法进行流场和结构间信息的插值传递，实现流固耦合迭代过程。分别采用SA349/2旋翼和UH-60A旋翼对所建立的旋翼CFD/CSD耦合策略进行了验证，并针对具有后掠桨尖外形的UH-60A旋翼开展了桨尖气动外形参数化研究，分析了桨尖后掠角度对旋翼气弹特性的影响，得到后掠桨尖弹性旋翼有助于改善桨尖区域压强分布等的新结论。第六章，运用本文所建立的旋翼CFD/CSD耦合方法分析了结构参数变化对旋翼气弹响应的影响特性。通过改变UH-60A后掠桨尖旋翼的桨叶扭转刚度和挥舞刚度，研究了旋翼气弹特性随结构参数变化的规律，并得到降低桨叶扭转刚度可以进一步改善桨尖区域压强分布等结论。(本文来源于《南京航空航天大学》期刊2013-12-01）
岳海龙[6]（2010）在《倾转旋翼机倾转时旋翼/短舱/机翼耦合结构气弹响应研究》一文中研究指出倾转旋翼机具有优良的垂直/短距起降和高速巡航性能。倾转旋翼机在旋翼倾转过程(过渡飞行)中,旋翼处于复杂的非定常气动环境中。建立倾转旋翼机倾转过程中的旋翼、短舱和机翼耦合结构的动力学模型既能用于倾转旋翼机过渡飞行状态下的气弹响应分析,也能用于稳定性分析和控制系统的建模。本文在Johnson提出的倾转旋翼机巡航状态下的动力学模型基础上,附加旋翼和短舱的倾转运动自由度,建立了适合倾转旋翼机倾转过程的旋翼、短舱和机翼耦合结构的动力学模型。在倾转旋翼机旋翼倾转过程中,气动力模型最显着的特点是由于旋翼的倾转所导致的旋翼尾迹弯曲,这对旋翼诱导速度有重要的影响。本文采用Peters-He非定常动态入流模型,同时附加尾迹弯曲的影响,建立了旋翼尾迹弯曲非定常动态入流模型用于计算旋翼倾转过程中的诱导入流速度。用ONERA非定常气动力模型计算桨叶翼型上的气动力,推导出了旋翼轴倾转时桨叶的挥舞运动方程和摆振运动方程。用有限元法建立机翼和短舱系统的动力学方程,考虑了短舱的惯性引起的耦合运动,并模拟了机翼复合材料盒形大梁的弯扭耦合特性。根据所建立的旋翼、短舱和机翼耦合系统的动力学方程,建立了耦合结构气弹响应的计算方法,用MATLAB编制程序,进行模型配平和响应计算。在风洞中进行了旋翼倾转过程中旋翼、短舱和机翼耦合系统实验模型的动力学响应实验,用以验证理论模型的合理性。通过理论分析和实验研究,本文得出以下主要结论:(1)本文所建立的旋翼、短舱和机翼耦合系统的动力学模型可以比较准确地反映倾转旋翼机倾转过程中旋翼、短舱和机翼的气弹特性;(2)在旋翼倾转过程中,考虑尾迹的弯曲可以提高桨盘诱导入流的计算精度。尾迹弯曲参数与旋翼轴倾转角速度、桨盘倾斜(挥舞)角速度、旋翼的诱导速度和前飞速度有关。在高速前飞时的倾转过程中,旋翼轴倾转到某一特定角度时,尾迹倾斜角会出现峰值,桨盘出现很大的倾斜角速度,这会引起尾迹弯曲大幅剧烈的振荡,同时旋翼和机翼的气动力及动力学响应都会出现短暂的振荡;(3)在旋翼倾转过程中,旋翼倾转角速度的突变会使旋翼和机翼的响应也出现突发振荡,所以,旋翼倾转角速度的变化应尽量平滑;(4)在旋翼倾转过程中,桨叶挥舞和摆振运动对于桨盘气动力和惯性力的计算至关重要。当短舱的重心不在机翼弹性轴延长线上时,短舱的惯性会引起机翼弹性弯曲和扭转的耦合,这种惯性耦合会提高发生颤振的危险。合理利用复合材料梁的弯扭耦合特性,可以推迟颤振的发生,并可以降低机翼扭转响应的幅值;(5)机翼的弹性振动会推迟旋翼尾迹倾斜角峰值的出现,同时旋翼其他参数的振荡也出现相应的滞后。本文的研究工作主要有以下创新点:(1)根据倾转旋翼机巡航状态下的动力学模型,建立了倾转旋翼机倾转过程中的旋翼、短舱和机翼耦合结构的动力学模型,并推导出旋翼倾转过程中耦合结构的运动方程;(2)将尾迹弯曲因素加入到Peters-He非定常动态入流模型中,建立了旋翼尾迹弯曲非定常动态入流模型,利用此模型可计算旋翼大角度倾转过程中的诱导入流;(3)建立了倾转旋翼机倾转过程中旋翼、短舱和机翼耦合结构气弹响应的分析方法,可用于计算旋翼倾转过程中机翼和旋翼的气弹响应。(本文来源于《南京航空航天大学》期刊2010-03-01）
韩东,高正,王浩文[7]（2007）在《舰船升沉运动对旋翼瞬态气弹响应影响分析》一文中研究指出在旋翼气弹计算模型基础上引入舰船3个平动和3个转动广义坐标,根据Hamilton原理建立了基于广义力形式的计入舰船运动的旋翼瞬态气弹响应计算模型。通过与国外试验及计算值的对比验证了本文计算模型的正确性,经算例分析得到以下结论:(1)升沉对桨尖最大负向位移影响明显,随升沉运动幅值增加、周期的减小,桨尖最大向下位移增加明显,相位影响显着;(2)升沉与纵摇耦合运动对桨尖最大负向位移影响明显;(3)升沉与横摇耦时主要以升沉为主,横摇贡献较小。(本文来源于《空气动力学学报》期刊2007年04期）
韩东,王浩文,高正[8]（2007）在《舰船纵横摇运动对旋翼瞬态气弹响应影响分析》一文中研究指出为了研究舰船运动对舰载直升机旋翼瞬态气弹响应的影响,采用中等变形梁模型处理桨叶弹性变形,有限转角处理桨叶绕桨轴和铰的转动及舰船的横摇和纵摇运动,采用Hamilton原理建立了带有舰船运动的舰面旋翼瞬态气弹响应计算模型。通过与国外的试验值和计算值对比验证了本文计算方法的正确性,得到以下结论:(1)舰船的横摇运动对桨尖负向最大位移影响较小;(2)舰船的纵摇运动影响则较显着,随纵摇周期的减小和桨毂离舰船质心纵向距离的增加,桨尖最大负向位移增加显着,纵摇相位影响较为明显;(3)舰船与旋翼的气动和惯性耦合对旋翼瞬态气弹响应的非线性影响非常明显,计算中需计入两者共同的影响。(本文来源于《直升机技术》期刊2007年03期）
尹维龙,向锦武[9]（2007）在《弹性耦合对复合材料旋翼前飞气弹响应及载荷的影响》一文中研究指出给出一套计算复合材料旋翼前飞气弹响应和桨榖载荷的方法,所用结构模型考虑横向剪切变形、剖面面外翘曲变形和复合材料弹性耦合的影响。气动模型采用准定常升力线理论和Drees线性入流模型,翼型升力、阻力系数来自风洞试验。构造出21自由度梁单元,应用Hamilton原理推导出桨叶运动的有限元方程。在此基础上,研究弯曲-扭转和拉伸-扭转耦合对复合材料旋翼前飞气弹响应和桨榖振动载荷的影响。结果表明:弹性耦合对扭转方向的影响很大,对挥舞和摆振两个方向的影响很小;各种弹性耦合对桨榖振动载荷有着不同程度的影响,负的摆振弯曲-扭转耦合和正的拉伸-扭转耦合使桨榖垂直方向的振动载荷降低5%左右。(本文来源于《航空学报》期刊2007年03期）
贾大伟[10]（2007）在《倾转旋翼机气弹响应及稳定性若干问题研究》一文中研究指出倾转旋翼机是集传统直升机和固定翼飞机优点于一身的一种新型的飞行器,具有广阔的应用前景。但倾转旋翼机的机翼、短舱、旋翼间的耦合效应较一般直升机复杂,其气动弹性及稳定性问题的研究也显得更为重要。本文可分为两部分。在第一部分中,推导了刚体桨叶、刚体短舱和弹性桨叶的倾转旋翼机飞机模式的模型,分析了倾转旋翼机系统的频率和阻尼特性,结论与参考资料吻合良好;利用已有的模型,分析了系统一些重要参数,如桨叶频率和机翼频率,对系统螺旋颤振稳定性的影响;计算了典型前飞速度时的系统对初始条件的响应。建立了直升机模式的非线性分析模型,计算了系统对初始条件的响应,得到了系统的稳态解。在第二部分中,利用梁模型,建立了弹性桨叶和弹性机翼的有限元模型,计算了弹性桨叶和弹性机翼的固有特性(固有频率和固有振型),结果与UMARC的分析结果一致;建立了弹性桨叶的倾转旋翼机飞机模式和直升机模式统一的非线性有限元分析模型,引入动力入流,模拟旋翼气动力的非定常特性,计算了飞机模式和直升机模式非线性系统对初始条件的响应,判断了系统的稳定性。相对于国外大量的倾转旋翼机气动弹性方面的研究,国内在这方面的研究还有待深入,因此本文的研究成果对于我国倾转旋翼机的研究、设计将具有一定的参考意义。(本文来源于《南京航空航天大学》期刊2007-05-01）
旋翼气弹响应论文开题报告
（1）论文研究背景及目的
此处内容要求：
首先简单简介论文所研究问题的基本概念和背景，再而简单明了地指出论文所要研究解决的具体问题，并提出你的论文准备的观点或解决方法。
写法范例：
复合材料桨叶可显着改善旋翼的气弹稳定性、振动特性和气动效率,已在直升机上得到广泛应用。现有的复合材料桨叶气弹分析都基于中等变形梁理论,采用忽略高阶项的量级分析。但实际的复合材料桨叶会产生大变形。因此,研究复合材料桨叶大变形气弹建模及分析方法具有十分重要的意义和工程价值。本文基于Hodges等人的几何精确非线性梁理论,对复合材料桨叶进行几何精确非线性力学建模,将所建的结构模型与非定常气动模型相结合,建立了精确而有效的悬停状态下复合材料桨叶气弹建模和气弹响应分析方法。基于Hodges等人的几何精确非线性梁理论,将改进的变分渐近梁剖面分析和Hodges混合变分形式的几何精确非线性梁运动方程组合,对复合材料梁进行几何精确非线性力学建模。目前国际上使用的变分渐近梁剖面分析采用扰动方法将二次渐近精确应变能转化为广义Timoshenko应变能。该方法忽略了二次渐近精确应变能中的高阶项,并将直梁的二次渐近精确应变能对应的剖面刚度矩阵与广义Timoshenko应变能对应的剖面刚度矩阵之间的关系式扩展用于带初始扭转和曲率的梁。有研究表明,以上简化对某些梁结构影响较大,并不成立。因此,本文在将二次渐近精确应变能转化为广义Timoshenko应变能的过程中,舍弃以上简化,求解二次渐近精确应变能和广义Timoshenko应变能组成的精确非线性方程组。以薄壁复合材料盒型梁为研究对象,通过实验和计算结果的对比,验证了本文力学建模方法的准确性,验证了本文力学建模方法可用于复合材料梁的大变形分析。研究表明:对称铺层薄壁盒型梁有拉伸/剪切和扭转/弯曲这两种弹性耦合,反对称铺层薄壁盒型梁有拉伸/扭转和剪切/弯曲这两种弹性耦合,且变形越大几何非线性越明显。采用改进的几何精确非线性梁结构建模方法对弹性耦合复合材料桨叶进行静力响应和动力特性分析,将计算结果与实验结果进行对比,验证了将本文改进的梁结构建模方法用于复合材料桨叶结构分析的准确性,并研究了剖面翘曲和横向剪切变形这两种非经典效应对复合材料桨叶静力响应和动力特性的影响。研究表明:可以通过改变桨叶大梁的铺层分布及不同弹性耦合沿桨叶展向的分布这两种方式来设计复合材料桨叶,使桨叶具有不同的弹性耦合。剖面翘曲对复合材料桨叶的静变形和固有频率有显着影响,不可忽略。横向剪切变形对复合材料桨叶静变形和固有频率的影响与桨叶长度/弦长比有关。当桨叶长度/弦长比大到一定数值时,横向剪切变形对静变形和低阶固有频率的影响可忽略不计。当需要精确计算复合材料桨叶的高阶固有频率时,应采用6×6全耦合刚度矩阵。将Peters有限状态气动载荷理论、改进的ONERA动态失速模型和Peters-He叁维有限状态动态入流理论结合,建立了适用于可变翼型桨叶的气动建模方法。根据可变翼型构型,对ONERA动态失速模型作了以下改进,使其适用于可变翼型桨叶动态失速附加气动载荷的计算:采用可变翼型的静态损失作为动态失速微分方程的激励,且可变翼型的静态损失曲线由未变形翼型的静态损失曲线平移得到;动态失速微分方程的系数计入可变翼型形状变化的影响。同时,计算二维翼型动态失速情况下的气动载荷时,将动态失速引起的环量加入二维动态入流理论。采用建立的气动载荷计算模型,计算了后缘小翼做简谐偏转运动的可变翼型在翼型不做变距运动、未变形翼型在动态失速、后缘小翼做简谐偏转运动的可变翼型在翼型做变距运动叁种情况下的气动载荷,并将计算结果与实验结果进行对比,验证了本文气动载荷计算方法的准确性。将本文改进的结构建模方法和气动建模方法相结合,建立了精确而有效的悬停状态下复合材料桨叶气弹建模和气弹响应分析方法。采用总体坐标系下的复合材料桨叶几何精确非线性运动方程计算桨叶在气动载荷作用下的气弹响应。采用本文的气弹建模和气弹响应求解方法,各桨叶剖面的力和力矩作为方程未知量直接求出,不需要使用传统的力积分法或模态迭加法进行求解。采用建立的气弹建模和气弹响应求解方法,计算了复合材料桨叶悬停状态下的气弹响应,并将计算结果与实验结果进行对比,验证了本文建立的气弹建模和气弹响应分析方法的准确性。研究了剖面翘曲和横向剪切变形这两种非经典效应对复合材料桨叶悬停状态下气弹响应的影响。研究表明:本文计算的诱导速度在桨尖附近出现突增,使得桨尖附近的升力和阻力突降,与实际分布相符。剖面翘曲和横向剪切变形对复合材料桨叶悬停状态下气弹响应的影响与桨根形式有关,对无铰式桨叶影响较大,对铰接式桨叶影响较小。
（2）本文研究方法
调查法：该方法是有目的、有系统的搜集有关研究对象的具体信息。
观察法：用自己的感官和辅助工具直接观察研究对象从而得到有关信息。
实验法：通过主支变革、控制研究对象来发现与确认事物间的因果关系。
文献研究法：通过调查文献来获得资料，从而全面的、正确的了解掌握研究方法。
实证研究法：依据现有的科学理论和实践的需要提出设计。
定性分析法：对研究对象进行“质”的方面的研究，这个方法需要计算的数据较少。
定量分析法：通过具体的数字，使人们对研究对象的认识进一步精确化。
跨学科研究法：运用多学科的理论、方法和成果从整体上对某一课题进行研究。
功能分析法：这是社会科学用来分析社会现象的一种方法，从某一功能出发研究多个方面的影响。
模拟法：通过创设一个与原型相似的模型来间接研究原型某种特性的一种形容方法。
旋翼气弹响应论文参考文献
[1].于雷.舰面流场分析及旋翼瞬态气弹响应抑制研究[D].南京航空航天大学.2018
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